XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 650 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.5291 0.01066 0.00423 -0.1248 0.7689 0.4023 0.500 0.5793 0.01062 0.00424 -0.1230 0.7512 0.4302 1.000 0.6317 0.01056 0.00424 -0.1217 0.7327 0.4581 1.500 0.6836 0.01051 0.00422 -0.1202 0.7122 0.4871 2.000 0.7331 0.01048 0.00424 -0.1182 0.6888 0.5187 2.500 0.7792 0.01043 0.00430 -0.1156 0.6610 0.5558 3.000 0.8225 0.01038 0.00436 -0.1124 0.6276 0.6092 3.500 0.8603 0.01027 0.00446 -0.1081 0.5869 0.7030 4.500 0.9749 0.01110 0.00515 -0.1085 0.4868 1.0000 5.000 1.0025 0.01187 0.00559 -0.1027 0.4238 1.0000 5.500 1.0198 0.01285 0.00615 -0.0951 0.3588 1.0000 6.000 1.0440 0.01382 0.00684 -0.0891 0.3157 1.0000 6.500 1.0711 0.01482 0.00760 -0.0840 0.2805 1.0000 7.000 1.0999 0.01581 0.00836 -0.0793 0.2416 1.0000 7.500 1.1325 0.01673 0.00917 -0.0754 0.2181 1.0000 8.000 1.1658 0.01767 0.01005 -0.0718 0.1990 1.0000 8.500 1.1933 0.01893 0.01114 -0.0677 0.1680 1.0000 9.000 1.2217 0.02024 0.01232 -0.0639 0.1438 1.0000 9.500 1.2492 0.02168 0.01368 -0.0602 0.1228 1.0000 10.000 1.2751 0.02330 0.01521 -0.0566 0.1044 1.0000 10.500 1.2974 0.02522 0.01704 -0.0529 0.0827 1.0000 11.000 1.3008 0.02862 0.02010 -0.0479 0.0358 1.0000 11.500 1.3168 0.03128 0.02279 -0.0445 0.0282 1.0000 12.000 1.3359 0.03382 0.02544 -0.0417 0.0246 1.0000 12.500 1.3539 0.03657 0.02830 -0.0391 0.0219 1.0000 13.000 1.3705 0.03955 0.03141 -0.0368 0.0180 1.0000 13.500 1.3741 0.04391 0.03577 -0.0345 0.0048 1.0000 14.000 1.3803 0.04830 0.04035 -0.0328 0.0041 1.0000 14.500 1.3824 0.05343 0.04570 -0.0316 0.0037 1.0000 15.000 1.3842 0.05889 0.05137 -0.0311 0.0036 1.0000 15.500 1.3801 0.06549 0.05821 -0.0313 0.0035 1.0000 16.000 1.3725 0.07291 0.06588 -0.0323 0.0034 1.0000 16.500 1.3596 0.08147 0.07472 -0.0341 0.0034 1.0000 17.000 1.3425 0.09102 0.08454 -0.0368 0.0034 1.0000 17.500 1.3217 0.10159 0.09539 -0.0404 0.0034 1.0000 18.000 1.2979 0.11311 0.10718 -0.0449 0.0034 1.0000 18.500 1.2747 0.12490 0.11924 -0.0501 0.0034 1.0000 19.000 1.2530 0.13671 0.13128 -0.0557 0.0034 1.0000 19.500 1.2337 0.14829 0.14309 -0.0616 0.0034 1.0000 20.000 1.2186 0.15931 0.15431 -0.0676 0.0034 1.0000 20.500 1.2052 0.17024 0.16543 -0.0738 0.0034 1.0000 21.000 1.1949 0.18060 0.17597 -0.0799 0.0034 1.0000 21.500 1.1868 0.19070 0.18624 -0.0860 0.0034 1.0000 22.000 1.1799 0.20074 0.19643 -0.0923 0.0034 1.0000 22.500 1.1736 0.21087 0.20671 -0.0988 0.0034 1.0000 23.000 1.1697 0.22056 0.21654 -0.1051 0.0035 1.0000 23.500 1.1668 0.23022 0.22634 -0.1115 0.0035 1.0000 24.000 1.1661 0.23937 0.23560 -0.1176 0.0035 1.0000 24.500 1.1685 0.24773 0.24405 -0.1234 0.0036 1.0000 25.000 1.1734 0.25537 0.25178 -0.1288 0.0036 1.0000 25.500 1.1804 0.26231 0.25879 -0.1338 0.0037 1.0000 26.000 1.1893 0.26843 0.26497 -0.1385 0.0036 1.0000 26.500 1.1981 0.27466 0.27128 -0.1434 0.0037 1.0000 27.000 1.2065 0.28109 0.27780 -0.1484 0.0038 1.0000 27.500 1.2118 0.28912 0.28596 -0.1543 0.0039 1.0000